RU2368541C2 - Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation - Google Patents
Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2368541C2 RU2368541C2 RU2007133666/11A RU2007133666A RU2368541C2 RU 2368541 C2 RU2368541 C2 RU 2368541C2 RU 2007133666/11 A RU2007133666/11 A RU 2007133666/11A RU 2007133666 A RU2007133666 A RU 2007133666A RU 2368541 C2 RU2368541 C2 RU 2368541C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- attack
- unit
- angle
- jet engines
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно, к способам управления самолетами, направленным на улучшение характеристик сваливания самолета и штопора.The invention relates to the field of aviation, and in particular, to methods for controlling aircraft aimed at improving the characteristics of stalling an airplane and a corkscrew.
Улучшение характеристик сваливания и штопора самолета диктуется, прежде всего, необходимостью обеспечения безопасности эксплуатации самолетов. По мировой статистике летных происшествий, около пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит именно на этих режимах. Проблемы сваливания и штопора являются критическими для всех типов самолетов. Обеспечение безопасности полета на больших углах атаки весьма важно для пассажирских и транспортных самолетов. Решение проблем сопротивляемости самолета сваливанию и штопору очень важно для пассажирских самолетов, а также для учебно-тренировочных самолетов, которые могут эксплуатироваться сравнительно слабоподготовленными пилотами.Improving the characteristics of stalling and spinning an aircraft is dictated, first of all, by the need to ensure the safe operation of aircraft. According to world statistics of flight accidents, about fifty percent of aircraft accidents and catastrophes occur in precisely these modes. Stall and corkscrew problems are critical for all types of aircraft. Ensuring flight safety at large angles of attack is very important for passenger and transport aircraft. Solving the problems of aircraft resistance to stall and corkscrew is very important for passenger aircraft, as well as for training aircraft, which can be operated by relatively poorly trained pilots.
Известны устройства в виде гребней (ребер), устанавливаемых на верхней поверхности крыла перпендикулярно к ней, см. патент US 5575442. Установка таких гребней приводит к затягиванию по углу атаки срыва потока на верхней поверхности крыла.Known devices in the form of ridges (ribs) mounted on the upper surface of the wing perpendicular to it, see US Pat. No. 5,575,442. The installation of such ridges leads to a delay in the stall angle of attack on the upper surface of the wing.
Недостатком такого устройства является то, что оно не предназначено для увеличения поперечной устойчивости, а следовательно, и улучшения характеристики сваливания крыла. Более того, такие гребни на верхней поверхности крыла приводят к ухудшению поперечной устойчивости крыла, а следовательно, к сваливанию на крыло.The disadvantage of this device is that it is not intended to increase lateral stability, and therefore, improve the characteristics of stall wing. Moreover, such ridges on the upper surface of the wing lead to a deterioration in the lateral stability of the wing, and therefore to stall on the wing.
Известно устройство для регистрации угла атаки самолета, содержащее приемник воздушного давления и генератор вихря, установленные на летательном аппарате, в котором с целью повышения точности регистрации приемник расположен на одной оси с генератором вихря, составляющей с продольной осью самолета угол, равный критическому, см. а.с. 533066.A device is known for recording the angle of attack of an aircraft, comprising an air pressure receiver and a vortex generator mounted on an aircraft, in which, in order to increase the accuracy of registration, the receiver is located on the same axis as the vortex generator, which constitutes a critical angle with the longitudinal axis of the aircraft, see a .from. 533066.
Известна система управления углом атаки самолетов за счет изменения тяги двигателей, содержащая блок датчиков, выход которого по сигналу воздушной скорости через блок формирования суммарного ускорения, а выход по сигналу отклонения угла атаки от заданного значения - через блок выделения длиннопериодической составляющей угла атаки подключены соответственно к первому и второму входам первого сумматора, соединенного своим выходом с исполнительным блоком, выходы по сигналу продольной перегрузки и по сигналу угла тангажа подключены соответственно к первому и второму входам второго сумматора, в которую с целью повышения точности управления введены блок умножения, включенный между выходом блока датчиков по сигналу угла атаки и третьим входом второго сумматора, выход которого подключен ко второму входу блока формирования суммарного ускорения, последовательно соединенные третий сумматор, усилитель, четвертый сумматор и фильтр высоких частот, выход которого подключен ко вторым входам блока умножения и блока выделения длиннопериодической составляющей угла атаки, а первый и второй входы третьего сумматора и второй вход четвертого сумматора соответственно соединены с выходами блока датчиков по сигналам угла тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки, см. а.с. 818116.A known system for controlling the angle of attack of aircraft by changing the thrust of the engines, comprising a sensor unit, the output of which is determined by the airspeed signal through the total acceleration generation unit, and the output by the signal of the angle of attack deviation from the set value is connected to the first via the long-period component of the angle of attack and the second inputs of the first adder connected by its output to the executive unit, the outputs are connected according to the signal of the longitudinal overload and the signal of the pitch angle To the first and second inputs of the second adder, into which, in order to increase the control accuracy, a multiplication unit is inserted, connected between the output of the sensor unit by the signal of the angle of attack and the third input of the second adder, the output of which is connected to the second input of the total acceleration formation unit, the third adder is connected in series , an amplifier, a fourth adder and a high-pass filter, the output of which is connected to the second inputs of the multiplication unit and the allocation unit of the long-period component of the angle of attack, and the first and the second inputs of the third adder and the second input of the fourth adder, respectively, are connected to the outputs of the sensor unit according to the pitch angle, angle of attack and normal overload signals, see.with. 818116.
Известно устройство для ограничения пилотажных параметров летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки, датчик числа Маха, датчик положения механизации крыла, датчик угла стреловидности крыла, датчик вариантов весовой загрузки, датчик вариантов внешних подвесок, датчик перегрузки, первый и второй элементы сравнения, блок формирования предельно допустимого значения перегрузки, два дифференцирующих блока, блок формирования предельно допустимого значения угла атаки, первый и второй сумматоры, блок сигнализации и блок индикации, в котором с целью повышения безопасности пилотирования летательного аппарата при выполнении маневра в режиме штурвального управления в условиях полета, близких к предельно допустимым по углу атаки и перегрузке, введены датчик положения штурвальной колонки, задатчик порогового значения скорости изменения угла атаки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения угла атаки, блок запоминания предыдущего установившегося значения угла атаки, задатчик порогового значения скорости изменения положения штурвальной колонки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения положения штурвальной колонки, третий дифференцирующий блок, четыре блока вычитания, два умножителя, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения положения штурвальной колонки, два делителя, третий и четвертый сумматоры, третий, четвертый, пятый и шестой элементы сравнения, элемент сигнализации "стоп ручка", см. патент РФ 1795624.A device is known for limiting the flight parameters of an aircraft, comprising an angle of attack sensor, a Mach number sensor, a wing mechanization position sensor, a wing sweep angle sensor, a weight loading options sensor, an external suspension options sensor, an overload sensor, the first and second comparison elements, the maximum forming unit permissible overload value, two differentiating blocks, a unit for generating the maximum allowable angle of attack, the first and second adders, an alarm unit and an indication unit, which, in order to increase the safety of piloting the aircraft when performing maneuvers in helm control mode in flight conditions close to the maximum allowable for the angle of attack and overload, a helm column position sensor, a threshold value adjuster for the angle of attack angle change, a unit for generating and storing the last steady-state value are introduced angle of attack, a unit for storing the previous steady-state value of the angle of attack, a threshold value adjuster for the speed of changing the position of the steering wheel columns, a unit for generating and storing the last steady-state value of the position of the helm column, a third differentiating unit, four subtracting units, two multipliers, a unit for forming and storing the last steady-state value of the overload, a unit for storing the previous steady-state value of the overload, a unit for storing the previous steady-state value of the position of the helm column, two divider, third and fourth adders, third, fourth, fifth and sixth comparison elements, alarm element "stop hand and "see. RF patent No. 1,795,624.
Данному аналогу присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков заявляемого изобретения.This analogue is inherent in the set of features closest to the set of essential features of the claimed invention.
Известен способ антиштопорного управления самолетом, позволяющий улучшить характеристики сваливания и штопора самолета с помощью пластин в виде аэродинамических гребней, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла. Аэродинамические гребни начинаются не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня, см. патент RU 2297364.A known method of anti-cork control of the aircraft, which allows to improve the characteristics of the stall and corkscrew of the aircraft using plates in the form of aerodynamic ridges mounted symmetrically relative to the longitudinal plane of symmetry of the aircraft on the lower surface of the wing. Aerodynamic ridges begin no further than 0.2 V, end at a distance of 0.3 ÷ 1.0 V from the leading edge of the wing and have a maximum height of 0.3 V, where B is the aerodynamic chord of the wing at the installation site of the aerodynamic ridge, see Patent RU 2297364.
Известен способ управления самолетом, позволяющий ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений, см. патент RU 2281882. Способ реализуют путем измерения угла атаки, текущего положения закрылков, стреловидности крыла, данные о которых поступают на входы блока формирования истинного текущего угла атаки, который сравнивают с предельно допустимыми его значениями и при приближении текущего угла атаки к предельно допустимому включают предупреждающую сигнализацию, что осуществляют с учетом скорости изменения угла атаки. Технический результат выражается в повышении точности определения текущего угла атаки самолета и соответственно формирования предупредительного сигнала по углу атаки.A known method of controlling an aircraft, which allows to limit the flight parameters of the aircraft when they reach their maximum permissible values, see patent RU 2281882. The method is implemented by measuring the angle of attack, the current position of the flaps, the sweep of the wing, the data of which are fed to the inputs of the unit for forming the true current angle of attack, which is compared with its maximum permissible values, and when the current angle of attack approaches the maximum permissible, a warning signal is included, which is carried out taking into account the speeds changing the angle of attack. The technical result is expressed in increasing the accuracy of determining the current angle of attack of the aircraft and, accordingly, the formation of a warning signal by the angle of attack.
Данному аналогу присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков изобретения.This analogue is inherent in the set of features closest to the set of essential features of the invention.
В основу настоящего изобретения положено решение технической задачи повышения безопасности пилотирования самолета путем обеспечения его выравнивания по углу атаки при превышении этим углом заранее заданных предельных значений.The basis of the present invention is the solution of the technical problem of improving the safety of piloting an aircraft by ensuring its alignment with the angle of attack when this angle exceeds a predetermined limit value.
Сущность первого независимого объекта заявляемого изобретения как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.The essence of the first independent object of the claimed invention as a technical solution is expressed in the following set of essential features, sufficient to achieve the above technical result provided by the invention.
Система антиштопорного управления самолетом, включающая блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия, характеризуется тем, что она снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями, а упомянутые средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей, при этом выход упомянутого блока сравнения соединен с входом блока определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, выход которого соединен с входом блока определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, выход которого подключен ко входу формирователя сигнала включения импульсных реактивных двигателей, выходы которого подключены ко входам исполнительных механизмов импульсных реактивных двигателей.The anti-torsion control system of the aircraft, including the unit for determining the current angle of attack of the aircraft, the unit for setting critical angles of attack of the aircraft, the unit for comparing the current angles of attack with critical values, and also the means for generating the control action, is characterized in that it is equipped with pulse jet engines mounted on the fuselage of the aircraft, and said means include a unit for determining aerodynamic and damping accelerations, a unit for determining the magnitudes of the main and correcting impulses of force the transverse direction of the aircraft’s movement, a pulse-response jet driver and pulse actuator actuators, wherein the output of the said comparison unit is connected to the input of the aerodynamic and damping acceleration determination unit, the output of which is connected to the input of the unit for determining the magnitudes of the main and correcting force pulses in the transverse direction the movement of the aircraft, the output of which is connected to the input of the driver of the signal for switching on the pulse jet engines second, the outputs of which are connected to the inputs of the actuators pulse jet engines.
В этом заключается совокупность существенных признаков второго независимого объекта изобретения, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.This is the totality of the essential features of the second independent subject matter of the invention, providing a technical result in all cases to which the requested amount of legal protection applies.
Кроме того, второй независимый объект заявленного техническое решение имеет ряд факультативных признаков, а именно:In addition, the second independent object of the claimed technical solution has a number of optional features, namely:
- в качестве импульсных реактивных двигателей могут быть использованы жидкореактивные двигатели;- liquid-propellant engines can be used as pulse jet engines;
- в качестве импульсных реактивных двигателем могут быть использованы реактивные двигатели с набором пороховых шашек.- as a pulsed jet engine can be used jet engines with a set of powder bombs.
Сущность второго независимого объекта заявляемого изобретения как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.The essence of the second independent object of the claimed invention as a technical solution is expressed in the following set of essential features, sufficient to achieve the above technical result provided by the invention.
Способ антиштопорного управления самолетом, включающий измерение текущего угла атаки самолета и сравнение текущего угла атаки с заранее заданными его критическими значениями, характеризующийся тем, что при превышении углом атаки самолета критических значений осуществляют коррекцию положения фюзеляжа самолета по углу атаки системой антиштопорного управления по любому из п.п.1-3 путем придания ему импульса силы для создания ускорения в поперечном направлении движения самолета, направленного в сторону, обеспечивающую снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки в зону допустимых значений.A method of anti-crosstalk control of an aircraft, including measuring the current angle of attack of the aircraft and comparing the current angle of attack with its predetermined critical values, characterized in that when the angle of attack of the aircraft exceeds critical values, the fuselage is corrected for the angle of attack by the anti-cushion control system according to any one of paragraphs. p.1-3 by giving it a momentum of force to create acceleration in the transverse direction of the aircraft, directed in the direction that reduces the current the angle of attack in absolute value and the return of the current value of the angle of attack in the zone of acceptable values.
В этом заключается совокупность существенных признаков первого независимого объекта изобретения, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.This is the totality of the essential features of the first independent subject matter of the invention, providing a technical result in all cases to which the requested amount of legal protection applies.
Кроме того, первый независимый объект заявленного техническое решение имеет ряд факультативных признаков, а именно:In addition, the first independent object of the claimed technical solution has a number of optional features, namely:
- величину импульса силы определяют исходя из необходимости компенсации аэродинамических и демпфирующих ускорений, действующих на фюзеляж самолета;- the magnitude of the force pulse is determined based on the need to compensate for aerodynamic and damping accelerations acting on the fuselage of the aircraft;
- коррекцию положения фюзеляжа и угловой скорости самолета осуществляют путем придания ему совокупности корректирующих импульсов.- correction of the position of the fuselage and the angular velocity of the aircraft is carried out by giving it a set of corrective pulses.
Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, совокупности признаков которых совпадают с совокупностью отличительных признаков заявленного изобретения, что позволяет сделать вывод о его соответствии условию "новизна".The applicant has not identified sources containing information about technical solutions, the combination of features of which coincide with the combination of distinctive features of the claimed invention, which allows us to conclude that it meets the condition of "novelty."
Отдельные отличительные признаки заявленного изобретения, такие как формирователи сигналов, исполнительные механизмы, импульсные реактивные двигатели, известны из уровня техники, однако заявителю не известны какие-либо публикации, которые содержали бы сведения о влиянии данных отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат, который заключается в том, что в автоматическом режиме обеспечивается надежное выравнивание самолета по углу атаки и снижается вероятность его сваливания и штопора.Certain distinctive features of the claimed invention, such as signal conditioners, actuators, pulse jet engines, are known from the prior art, however, the applicant is not aware of any publications that would contain information about the effect of these distinctive features of the invention on the achieved technical result, which consists in the fact that in automatic mode ensures reliable alignment of the aircraft in angle of attack and reduces the likelihood of its stall and corkscrew.
В связи с этим, по мнению заявителя, можно сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения условию "изобретательский уровень".In this regard, according to the applicant, it can be concluded that the claimed technical solution meets the condition of "inventive step".
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена компоновка самолета с установленными на его фюзеляже двумя импульсными реактивными двигателями, на фиг.2 - блок-схема заявленной системы управления самолетом.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the layout of the aircraft with two pulsed jet engines mounted on its fuselage, figure 2 is a block diagram of the claimed aircraft control system.
Система для осуществления антиштопорного управления самолетом включает блок 1 определения текущих углов атаки самолета, блок 2 задания критических углов атаки самолета, блок 3 сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, блок 4 определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок 5 определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь 6 сигнала, исполнительные механизмы 7 импульсных реактивных двигателей 8, которые встроены в фюзеляж самолета 9. Для увеличения выравнивающего момента при работе импульсных реактивных двигателей 8 они размещаются на фюзеляже самолета исходя из условия максимального их удаления от центра масс самолета 9. Импульсные реактивные двигатели 8 могут быть выполнены в виде жидкореактивных двигателей с регулируемой тягой или в виде пороховых реактивных двигателей с набором пороховых шашек, обеспечивающих необходимую тягу.The system for implementing anti-torsion control of an aircraft includes a unit 1 for determining the current angle of attack of the aircraft, a unit 2 for setting critical angles of attack for the aircraft, a unit 3 for comparing the current angles of attack with critical values, a unit for determining aerodynamic and damping accelerations, a unit for determining basic and correcting momentum forces in the transverse direction of the aircraft, signal shaper 6, actuators 7 of
Способ управления самолетом с помощью заявленной системы реализуют следующим образом.The method of controlling an aircraft using the claimed system is implemented as follows.
Заявленная система антиштопорного управления самолетом работает параллельно штатной системе управления угловым движением самолета. С помощью блока 1 измеряют текущий угол атаки α самолета 9 и в блоке 3 сравнивают его с заранее заданными в блоке 2 его критическими значениями. При превышении углом атаки α самолета 9 критических значений осуществляют коррекцию положения фюзеляжа самолета 9 по углу атаки α путем придания ему импульса силы Fимп для создания ускорения в поперечном направлении движения самолета 9, направленного в сторону, обеспечивающую снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки α в зону допустимых значений. Импульс силы Fимп фюзеляжу самолета 9 придают, например, с помощью укрепленных на фюзеляже двух импульсных реактивных двигателей 8. Величину импульса силы Fимп в блоке 5 определяют исходя из необходимости компенсации аэродинамических и демпфирующих ускорений, действующих на фюзеляж самолета 9, определяемых в блоке 4. Формирователь 6 подает сигнал на исполнительный механизм 7 одного из импульсных реактивных двигателей 8, в результате срабатывания которого угол атаки α возвращается в зону допустимых значений. С целью обнуления угловой скорости самолета по окончании коррекции угла атаки α система обеспечивает формирование и подачу дополнительного корректирующего импульса на исполнительный механизм 7 соответствующего реактивного двигателя 8. При изменении знака угла атаки α и превышении им критических значений срабатывает другой импульсный реактивный двигатель 8.The claimed anti-cushion control system of the aircraft works in parallel with the standard angular movement control system of the aircraft. Using block 1, the current angle of attack α of the aircraft 9 is measured, and in block 3, it is compared with its critical values predetermined in block 2. If the angle of attack α of the aircraft 9 exceeds critical values, the position of the fuselage of the aircraft 9 is corrected for the angle of attack α by giving it an impulse of force F imp to create acceleration in the transverse direction of the aircraft 9, directed to the side, which reduces the current angle of attack in absolute value and returns the current value of the angle of attack α in the zone of acceptable values. An impulse of force F imp of the fuselage of an airplane 9 is given, for example, by means of two impulse jet engines mounted on the
Возможность промышленного применения заявленного технического решения подтверждается известными и описанными в заявке средствами, с помощью которых возможно осуществление изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в формуле изобретения. Заявленный способ может быть реализован с использованием известных технических средств (импульсные реактивные системы, исполнительные механизмы, формирователи сигналов и т.п.), что обусловливает, по мнению заявителя, его соответствие условию «промышленная применимость».The possibility of industrial application of the claimed technical solution is confirmed by the known and described in the application by means of which it is possible to carry out the invention in the form described in the claims. The claimed method can be implemented using well-known technical means (pulsed reactive systems, actuators, signal conditioners, etc.), which determines, according to the applicant, its compliance with the condition "industrial applicability".
Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает повышение безопасности пилотирование самолетов, в первую очередь пассажирских, путем обеспечения их выравнивания по углу атаки при превышении этим углом заранее заданных предельных значений в сложных летных условиях либо в результате неправильных действий экипажа.Using the claimed solution in comparison with all known means of a similar purpose provides increased safety for piloting aircraft, primarily passenger ones, by ensuring their alignment with the angle of attack when this angle exceeds the predetermined limit values in difficult flight conditions or as a result of improper crew actions.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007133666/11A RU2368541C2 (en) | 2007-09-03 | 2007-09-03 | Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007133666/11A RU2368541C2 (en) | 2007-09-03 | 2007-09-03 | Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007133666A RU2007133666A (en) | 2009-03-20 |
| RU2368541C2 true RU2368541C2 (en) | 2009-09-27 |
Family
ID=40544767
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007133666/11A RU2368541C2 (en) | 2007-09-03 | 2007-09-03 | Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2368541C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2547208C1 (en) * | 2014-03-13 | 2015-04-10 | Александр Абрамович Часовской | Airborne vehicle |
| WO2016084000A1 (en) | 2014-11-26 | 2016-06-02 | Simone Bianchi | Safety system for controlling the attitude of aircrafts |
-
2007
- 2007-09-03 RU RU2007133666/11A patent/RU2368541C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2547208C1 (en) * | 2014-03-13 | 2015-04-10 | Александр Абрамович Часовской | Airborne vehicle |
| WO2016084000A1 (en) | 2014-11-26 | 2016-06-02 | Simone Bianchi | Safety system for controlling the attitude of aircrafts |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007133666A (en) | 2009-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2615026B1 (en) | Method and apparatus for minimizing dynamic structural loads of an aircraft | |
| EP2188144B1 (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection systems | |
| CN106774361B (en) | It is a kind of based on feedforward and feedback complex control aircraft carrier the warship stern stream suppressing method of warship | |
| US20050004721A1 (en) | Constant vertical state maintaining cueing system | |
| KR20160143510A (en) | Gust compensation system and method for aircraft | |
| EP2500792B1 (en) | Variable maximum commandable roll rate for directional control of an aircraft during engine-out rolling maneuver | |
| CN102667654A (en) | Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control | |
| US20100070114A1 (en) | Method and device for reducing on an aircraft lateral effects of a turbulence | |
| Buckner et al. | F-16 high-alpha flight control characteristics and control system concept | |
| US10336467B2 (en) | Aircraft turbulence detection | |
| EP3159767A2 (en) | Zoom climb prevention system for enhanced performance | |
| RU2368541C2 (en) | Method for anti-spin control of airplane and system for its realisation | |
| US20080133071A1 (en) | Method and device for active control of the roll of an aircraft | |
| Hahn et al. | Analysis of wing-in-ground-effect vehicle with regard to safety ensuring control | |
| Matranga et al. | Approach and Landing Investigation at Lift-Drag Ratios of 2 to 4 Utilizing a Straight-Wing Fighter Airplane | |
| RU139805U1 (en) | DEVICE FOR EXITING PLANE FROM CORK | |
| US9889926B2 (en) | Air vehicles and systems for preemptive turbulence mitigation | |
| Crespo et al. | Design and verification of an adaptive controller for the Generic Transport Model | |
| CN111273678A (en) | Boundary protection method for large lift-drag ratio unmanned aerial vehicle | |
| CN109376420A (en) | A kind of airplane nose down, which changes, falls high algorithm | |
| Rasuo | Some analytical and numerical solutions for the safe turn manoeuvres of agricultural aircraft–an overview | |
| Crider | Enhancements to the kinematics parameter extraction simulation tool | |
| Basson | Stall prevention control of fixed-wing unmanned aerial vehicles | |
| Yanhui et al. | A safety strategy for high-speed UAV landing taxiing control | |
| Innis et al. | A flight and simulator study of directional augmentation criteria for a four-propellered STOL airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130904 |